KR20090010918U - Shielding device on exhaust gas of turbocharger - Google Patents

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KR20090010918U
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KR2020080005337U
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김홍원
조성희
김종열
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현대중공업 주식회사
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    • Y02T10/12—Improving ICE efficiencies

Abstract

본 고안은 과급기에 관한 것이며, 그 목적은 보조 임펠러를 이용하여 고온의 배기가스로부터 과급기에 설치된 회전축 및 베어링을 보호하고, 과급기의 성능을 향상시키는 것을 물론 내부 기계 부품의 안전성 및 내구성을 함께 확보할 수 있는 과급기의 고온가스 차폐 장치를 제공하는데 있다.The present invention relates to a supercharger, the purpose of which is to use the auxiliary impeller to protect the rotating shaft and the bearing installed in the supercharger from the hot exhaust gas, to improve the performance of the supercharger as well as to ensure the safety and durability of the internal mechanical parts together. It is to provide a hot gas shielding device of the supercharger.

본 고안은 터빈과 압축실내의 임펠러를 동일 회전축으로 연결하여, 터빈측으로부터 도입된 기관의 배기가스를 에너지원으로 하여 임펠러를 구동시켜 압축공기를 기관으로 공급하는 과급기에 있어서, 상기 압축실로부터 연장되어 그 출구가 상기 터빈의 배면을 향하며, 압축공기의 일부를 터빈의 배면을 향해 공급하는 보조 유로와; 상기 회전축 상에 설치되어, 보조 유로를 통해 공급되는 압축공기가 회전축의 베어링측으로 유입됨을 차단하는 동시에 터빈과 실 벽면의 틈새를 향해 압축공기를 송풍하여 터빈실측 배기가스의 유입을 차단하는 보조 날개군; 을 포함하여 이루어진 과급기의 배기가스 차폐장치에 관한 것을 그 기술적 요지로 한다.The present invention is connected to the turbine and the impeller in the compression chamber by the same rotation shaft, in the supercharger for supplying compressed air to the engine by driving the impeller using the exhaust gas of the engine introduced from the turbine side as an energy source, extending from the compression chamber An auxiliary flow path, the outlet of which is directed toward the rear of the turbine, and which supplies a part of the compressed air toward the rear of the turbine; Auxiliary wing group installed on the rotary shaft to block the compressed air supplied through the auxiliary flow path to the bearing side of the rotary shaft while blowing compressed air toward the gap between the turbine and the seal wall to block the inflow of exhaust gas from the turbine chamber side. ; With regard to the exhaust gas shielding device of the supercharger made, including the technical gist.

과급기, 터보차져, 압축실, 터빈실, 임펠러, 터빈 Supercharger, turbocharger, compression chamber, turbine chamber, impeller, turbine

Description

과급기의 배기가스 차폐 장치{Shielding device on exhaust gas of turbocharger}Shielding device on exhaust gas of turbocharger

본 고안은 과급기에 관한 것으로, 보다 상세하게는 터빈측 출구로부터 장비의 틈새를 지나 회전축의 내부로 유입되는 고온의 배기가스를 차단시키는 차폐 장치에 관한 것이다.The present invention relates to a supercharger, and more particularly to a shielding device for blocking the hot exhaust gas flowing into the interior of the rotary shaft from the turbine side exit through the gap of the equipment.

종래로부터 내연기관의 출력을 향상시키기 위해서 각종의 과급기가 사용되고 있는데, 이 과급기는 터빈과 임펠러를 동축으로 부착한 구성으로 되고, 터빈실내로 도입된 기관의 배기가스를 에너지원으로 하여 압축실의 임펠러를 구동함으로써, 기관에 공급하는 공기를 고밀도로 압축하는 기능을 갖고 있다.Conventionally, various superchargers have been used to improve the output of an internal combustion engine, and the supercharger has a configuration in which a turbine and an impeller are coaxially attached, and the impeller of the compression chamber is made from the exhaust gas of the engine introduced into the turbine chamber as an energy source. It has the function of compressing the air supplied to an engine to high density by driving the.

예를 들면 선박이나 발전 장치 등과 같이 고출력이 요구되는 대형 디젤 엔진 등에 있어서는, 방사상 터빈을 이용하여 컴팩트화한 자동차용 과급기와는 달리, 축류 터빈을 이용한 배기 터빈 과급기가 채용되고 있다.For example, in a large diesel engine or the like which requires a high output such as a ship or a power generator, an exhaust turbine supercharger using an axial turbine is employed, unlike an automobile supercharger which is compacted using a radial turbine.

도 1은 종래의 과급기를 개략적으로 도시한 것으로, 도 1을 참조하면, 종래 의 과급기(1')는, 터빈실(12)에 설치된 터빈(24)의 디스크(24a) 배면으로 연소된 고온의 배기가스가 침범하고, 그 영향으로 회전축(21)에 설치된 베어링(22)의 온도가 급상승하여 윤활유가 타면서 베어링(22) 및 회전축(21)이 파손되는 현상이 발생하였다. 이를 방지하기 위해서 과급기(1')의 임펠러(23)에 의해 압축실(11)에서 압축된 공기를 보조 유로(13)를 통해 터빈(24)의 디스크(24a) 배면으로 일부를 빼내어 이곳을 배기가스보다 높은 압력을 유지시킴으로써 배기가스가 베어링(22)으로 침입하는 것을 방지한다.FIG. 1 schematically shows a conventional supercharger. Referring to FIG. 1, the conventional supercharger 1 'is a high-temperature burned to the rear of a disk 24a of a turbine 24 installed in a turbine chamber 12. As shown in FIG. Exhaust gas invaded, and the influence of the exhaust gas suddenly increased, resulting in a phenomenon in which the bearing 22 and the rotating shaft 21 were damaged as lubricating oil burned. In order to prevent this, a part of the air compressed in the compression chamber 11 by the impeller 23 of the supercharger 1 'is drawn through the auxiliary flow path 13 to the rear surface of the disk 24a of the turbine 24, and the exhaust air is exhausted therefrom. Maintaining a pressure higher than the gas prevents the exhaust gas from entering the bearing 22.

그러나 초기 시동 시 압축실(11)의 공기가 충분히 압축되지 않는 경우에는 상기 고온 고압 상태의 배기가스의 차단할 수 있을 정도의 충분한 압력을 행사하지 못해 고온 고압의 배기가스가 회전축(21)에 설치된 베어링(22)에 침입하게 되며, 결국 이로 인해 베어링(22)의 윤활유가 타면서 베어링(22) 및 회전축(21)이 접착되거나 타버리는 현상이 발생한다.However, if the air in the compression chamber 11 is not sufficiently compressed at the initial start-up, the bearing is not provided with sufficient pressure to block the exhaust gas in the high temperature and high pressure state, so that the exhaust gas of the high temperature and high pressure is installed in the rotating shaft 21. (22), and as a result, the lubricating oil of the bearing 22 burns, and thus the phenomenon in which the bearing 22 and the rotating shaft 21 adhere or burn out occurs.

한편, 보조 유로(13)의 직경, 그 설치 개수 등을 변경 고려하여, 터빈(24)출구측의 배기가스를 충분히 차단시킬 수 있도록 압축실(11)로부터 유입되는 압축공기의 압력을 높일 경우에는 압축실(11)의 효율을 저하시키게 되는 문제점이 발생된다.On the other hand, in consideration of changing the diameter of the auxiliary flow path 13, the number of installation thereof, and the like, when increasing the pressure of the compressed air flowing from the compression chamber 11 so as to sufficiently block the exhaust gas at the outlet of the turbine 24, The problem which reduces the efficiency of the compression chamber 11 arises.

따라서 본 고안은 상기와 같은 종래의 문제점을 해결하기 위한 것으로, 그 목적은 보조 임펠러를 이용하여 고온의 배기가스로부터 과급기에 설치된 회전축 및 베어링을 보호하고, 과급기의 성능을 향상시키는 것을 물론 내부 기계 부품의 안전성 및 내구성을 함께 확보할 수 있는 과급기의 고온가스 차폐 장치를 제공하는 데 있다.Therefore, the present invention is to solve the conventional problems as described above, the purpose is to use the auxiliary impeller to protect the rotating shaft and the bearing installed in the supercharger from the high-temperature exhaust gas, to improve the performance of the supercharger, as well as internal mechanical parts It is to provide a hot gas shielding device of the supercharger that can ensure the safety and durability of the supercharger.

상기한 바와 같은 과제를 달성하고 종래의 결점을 제거하기 위한 본 고안은 터빈과 압축실내의 임펠러를 동일 회전축으로 연결하여, 터빈측으로부터 도입된 기관의 배기가스를 에너지원으로 하여 임펠러를 구동시켜 압축공기를 기관으로 공급하는 과급기에 있어서,The present invention for achieving the above-mentioned problems and eliminating the drawbacks of the prior art is to connect the turbine and the impeller in the compression chamber by the same rotation axis, to drive the impeller by using the exhaust gas of the engine introduced from the turbine side as an energy source In the supercharger for supplying air to the engine,

상기 압축실로부터 연장되어 그 출구가 상기 터빈의 배면을 향하며, 압축공기의 일부를 터빈의 배면을 향해 공급하는 보조 유로와;An auxiliary flow path extending from the compression chamber, the outlet of which is directed toward the rear of the turbine, and which supplies a part of the compressed air toward the rear of the turbine;

상기 회전축 상에 설치되어, 보조 유로를 통해 공급되는 압축공기가 회전축의 베어링측으로 유입됨을 차단하는 동시 터빈과 실 벽면의 틈새를 향해 압축공기를 송풍하여 터빈실측 배기가스의 유입을 차단하는 보조 날개군; 을 포함하여 이루어진 것을 특징으로 한다.Auxiliary wing group installed on the rotary shaft to blow compressed air toward the gap between the turbine and the seal wall to block the compressed air supplied through the auxiliary flow path to the bearing side of the rotary shaft to block the inflow of exhaust gas from the turbine chamber side. ; Characterized in that consisting of.

이때, 상기 보조 날개군은, 상기 보조 유로의 출구를 중심으로 그 전, 후에 배치되는 제1 및 2날개군으로 이루어질 수 있다.In this case, the auxiliary wing group may be formed of a first and second wing group disposed before and after the exit of the auxiliary flow path.

상기와 같은 수단으로부터 본 고안은 터빈의 배면을 향하는 압축공기 분사용 보조 유로 및 이 보조 유로의 대응하는 위치 즉, 회전축 혹은 터빈의 디스크 상에 고정 설치된 보조 날개군의 원심력을 이용함으로서, 터빈실측의 고온의 배기가스가 터빈의 배면과 실 벽면의 사이 공간 틈새를 따라 유입되는 것을 압축공기의 분사압력으로 차단시켜 과급기의 부품의 내구성을 확보할 수 있으며, 아울러 이러한 부품의 변형, 결함으로부터 과급기의 효율감소를 예방할 수 있는 것이다.The present invention from the above means utilizes the centrifugal force of the auxiliary air flow path for compressed air injection toward the rear side of the turbine and the corresponding position of the auxiliary flow path, that is, the auxiliary wing group fixed on the rotating shaft or the disk of the turbine, It is possible to ensure the durability of the parts of the supercharger by blocking the inflow of high-temperature exhaust gas along the space gap between the rear surface of the turbine and the seal wall by the injection pressure of compressed air, and also the efficiency of the supercharger from deformation and defects of these parts. The reduction can be prevented.

또한, 보조 유로를 통한 압축실내로부터 빠져나오는 압축공기의 압력이 낮을 경우라 하더라도 보조 날개군의 원심력을 이용한 송풍력으로부터 배기가스의 차단압력을 충분히 만족할 수 있어, 압축실 내의 체적효율을 충분히 만족시킬 수 있는 것이다.In addition, even when the pressure of the compressed air flowing out from the compression chamber through the auxiliary flow path is low, the blocking pressure of the exhaust gas can be sufficiently satisfied from the blowing force using the centrifugal force of the auxiliary wing group, thereby sufficiently satisfying the volumetric efficiency in the compression chamber. It can be.

이하, 본 고안의 실시예를 첨부도면과 연계하여 상세히 설명하면 다음과 같다.Hereinafter, the embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 2는 본 고안에 따른 과급기의 고온가스 차폐 장치를 보이는 개념도를, 도 1을 참조하면, 먼저 일반적으로 과급기(1)는, 기관(E:엔진), 이 기관(E)으로부터 배기되는 배기가스를 통해 구동하는 터빈(24)을 포함하는 터빈실(12), 및 상기 터빈(12)과 연결된 회전축(21)을 통해 연동하는 임펠러(23)를 포함하여 압축실(11)로 이루어진다.2 is a conceptual view showing a hot gas shielding device of the supercharger according to the present invention, referring to FIG. 1, first, in general, the supercharger 1 is an engine (E: engine) and exhaust gas exhausted from the engine (E). Compression chamber 11 including a turbine chamber 12 including a turbine 24 to be driven through, and an impeller 23 interlocked through a rotating shaft 21 connected to the turbine 12.

본 고안에 따른 과급기의 배기가스 차폐장치는, 상기와 같은 과급기(1)에 있어서, 상기 압축실(11)로부터 연장되어 그 출구가 상기 터빈(24)의 배면(24a)을 향하며, 압축공기의 일부를 터빈의 배면(24a)을 향해 공급하는 보조 유로(100)와, 상기 회전축(21) 상에 설치되어, 보조 유로(100)를 통해 공급되는 압축공기가 회전축(21)의 베어링(22)측으로 유입됨을 차단하는 동시 터빈(24)과 실 벽면(15)의 틈새를 향해 압축공기를 송풍하여 터빈실(12)을 지나는 배기가스의 유입을 차단하는 보조 날개군(200)으로 이루어진다.The exhaust gas shielding device of the supercharger according to the present invention, in the supercharger (1) as described above, extends from the compression chamber (11) and its outlet is directed to the rear surface (24a) of the turbine (24), An auxiliary flow path 100 for supplying a part to the rear surface 24a of the turbine, and compressed air provided on the rotation shaft 21 and supplied through the auxiliary flow path 100, bearing 22 of the rotation shaft 21. Compressed air is blown toward the gap between the simultaneous turbine 24 and the seal wall 15 to block the inflow to the side, and the auxiliary wing group 200 to block the inflow of the exhaust gas passing through the turbine chamber 12.

상기 보조 날개군(200)은, 회전축(21) 상에 방사형으로 설치 구성되는 것으로, 바람직하게는 터빈(24)에 결합되는 회전축(21)의 끝단부에 설치 구성하도록 하며, 상기 보조 유로(100)의 출구는 상기 보조 날개군(200)의 후방에 배치되어 터빈(24)의 배면(24a)을 향해 압축공기를 분사할 수 있도록 배치한다.The auxiliary wing group 200 is configured to be installed radially on the rotary shaft 21, preferably to be installed on the end of the rotary shaft 21 coupled to the turbine 24, the auxiliary flow path 100 Outlet) is disposed behind the auxiliary wing group 200 so as to inject compressed air toward the rear surface 24a of the turbine 24.

이때, 상기 보조 유로(100)는 회전축(21)의 둘레를 따라 하나 혹은 2개 이상으로 배치될 수 있다. 도시된 바로는 2개를 도시함.In this case, one or two or more auxiliary flow paths 100 may be disposed along the circumference of the rotation shaft 21. Pharaoh is shown two.

상기 보조 날개군(100)은, 보조 유로(21)를 통해 터빈(24)의 배면(24a)을 향해 분사되는 압축공기가 회전축(21)내부로 유입되는 것을 차단하는 회전에 의한 원심력으로부터 압축공기가 터빈(24)의 둘레, 보다 정확히는 터빈(24)의 배면(24a)과 실 벽면(15)사이공간인 틈새를 향해 지속적으로 분사되어, 터빈(24)을 지난 배기가 스가 상기 터빈(24)의 배면(24a)과 실 벽면(15)의 사이공간으로 유입되는 것을 차단하게 된다.The auxiliary wing group 100 is compressed air from the centrifugal force by the rotation to block the compressed air injected into the rear surface (24a) of the turbine 24 through the auxiliary flow path 21 to enter the inside of the rotary shaft 21 Is continuously injected toward the space around the turbine 24, more precisely, to a gap that is a space between the rear surface 24a of the turbine 24 and the seal wall surface 15, and the exhaust gas passing through the turbine 24 is discharged to the turbine 24. It is blocked to flow into the space between the rear surface (24a) and the seal wall surface (15).

도 3은 본 고안의 다른 실시예에 의한 과급기의 배기가스 차폐 장치의 부분 확대로를 보이는 것으로, 도 3을 참조하면, 상기 보조 날개군(200)은 보조 유로(100)를 중심으로 그 전, 후측에 배치되는 제1 및 제2날개군(210)(220)으로 구성한다.3 is a partially enlarged view of the exhaust gas shielding device of the supercharger according to another embodiment of the present invention. Referring to FIG. 3, the auxiliary wing group 200 is formed around the auxiliary flow path 100. It consists of the 1st and 2nd wing group 210 (220) arrange | positioned at the rear side.

보다 상세하게, 상기 제1날개군(210)은 보조 유로(100)의 출구보다 전방에 배치되게 회전축(21) 상에 설치 구성되어, 상기 보조 유로(100)로부터 분사된 압축공기가 회전축(21)상의 베어링(22)측과 접촉됨을 차단하는 주 역할을 수행하며, 상기 제2날개군(220)은 보조 유로(100)의 출구보다 후방에 배치되게 회전축(21) 상에 설치 구성되어, 상기 터빈의 배면(24a)과 실 벽면(15)의 사이 공간의 틈새를 향해 압축공기를 분사시키는 주 역할을 수행하게 된다.More specifically, the first wing group 210 is installed on the rotating shaft 21 to be disposed in front of the outlet of the auxiliary flow path 100, the compressed air injected from the auxiliary flow path 100, the rotary shaft 21 It serves to block the contact with the bearing 22 side on the), and the second blade group 220 is installed on the rotating shaft 21 to be disposed behind the outlet of the auxiliary flow path 100, It plays a main role of injecting compressed air toward a gap in the space between the rear surface 24a of the turbine and the seal wall surface 15.

이때 상기 제2날개군(220)은 보조 유로(100)의 출구 위치에 따라 상기 터빈(24)측 디스크에 설치 구성될 수 있다.In this case, the second wing group 220 may be installed on the disk of the turbine 24 side according to the exit position of the auxiliary flow path 100.

이와 같이 보조 유로(100)의 출구를 사이에 두고 그 전측에 설치되는 제1날개군(210)과 함께 그 후측에 제2날개군(220)을 더 포함하여 구성함으로서, 상기 압축실(12)에서 압축된 압축공기의 압력정도가 떨어져(대개 운전 초기 시 발생) 터빈의 배면(24a)과 실 벽면(15)의 틈새를 통한 배기가스의 유입되는 량을 완전히 차단시키지 못할 것을 대비하여, 제1 및 제2날개군(210)(200)의 조합된 원심력으로부 터 상기 틈새를 향해 압축공기의 충분한 분사력을 행사할 수 있게 된다.As described above, the compression chamber 12 further includes a second wing group 220 at a rear side thereof and a first wing group 210 disposed at a front side thereof with an outlet of the auxiliary flow path 100 interposed therebetween. The pressure of the compressed air compressed at the low pressure (generally generated at the beginning of the operation) is reduced so that the amount of exhaust gas flowing through the gap between the rear surface 24a of the turbine and the seal wall 15 cannot be completely blocked. And from the combined centrifugal force of the second wing group (210) (200) it is possible to exercise a sufficient blowing force of the compressed air toward the gap.

한편, 상기와 같이 보조 유로(100)를 통해 압축실(11)로부터 유입되는 일부 압축공기의 압력이 낮아지는 경우는 압축실(11)로부터 빠져나오는 압축공기량이 적어진다는 것을 의미하는 바, 이는 결국 압축기의 체적효율을 향상시킬 수 있는 효과를 함께 가지는 것이다.On the other hand, when the pressure of some of the compressed air flowing from the compression chamber 11 through the auxiliary flow path 100 as described above means that the amount of compressed air coming out of the compression chamber 11 is reduced, which is After all, it has the effect of improving the volumetric efficiency of the compressor.

본 고안에 따른 제1, 2날개군(210)(220)으로 이루어진 보조 날개군(200)의 도 4에 도시된 바와 같이, 보조 날개군(200)을 구성하는 개별 날개(200a)는 회전축(21)의 회전방향에 직교하는 직선형이거나 혹은 예각 혹은 둔각을 이루는 전향형, 혹은 후향형 들 중 어느 것을 사용하든 무관하나, 바람직하게 회전축의 회전율이 큰 제약을 주지 않으며 강한 원심력을 확보할 수 있는 후향형 날개들로 배치하도록 함이 바람직하겠다.As shown in FIG. 4 of the auxiliary wing group 200 consisting of the first and second wing groups 210 and 220 according to the present invention, the individual wing 200a constituting the auxiliary wing group 200 has a rotating shaft ( Regardless of whether it is straight or perpendicular or oblique or forward, or backward, which is orthogonal to the direction of rotation of 21), it is preferable that the rotational speed of the rotating shaft does not impose a large constraint and can secure a strong centrifugal force. It would be desirable to arrange them with shaped wings.

일반적으로 날개가 직선형 날개의 경우에는 날개 개수가 많은 것과 날개의 출구직경 대비 입구직경이 큰 것이 특징이며 후향형 날개에 비해서 효율은 떨어지지만 많은 공기량을 보내는 장점이 있으며, 상기 후향형 날개는 직선형에 비해 공기량은 적지만 효율을 높일 수 있는 있는 장점이 있고, 상기 전향형 날개는 직선형과 후향형의 중간 정도의 효율과 송풍량을 확보할 수 있게 된다.In general, in case of a straight wing, the number of wings is larger and the entrance diameter is larger than the exit diameter of the wing, and the efficiency is lower than that of the backward wing, but it has a merit of sending a large amount of air. Compared with the air amount is small, but there is an advantage to increase the efficiency, the forward-type blades can ensure the efficiency and airflow of the intermediate degree between the straight type and the backward type.

본 고안은 상술한 특정의 바람직한 실시예에 한정되지 아니하며, 청구범위에서 청구하는 본 고안의 요지를 벗어남이 없이 당해 고안이 속하는 기술분야에서 통 상의 지식을 가진 자라면 누구든지 다양한 변형실시가 가능한 것은 물론이고, 그와 같은 변경은 청구범위 기재의 범위 내에 있게 된다.The present invention is not limited to the above-described specific preferred embodiments, and any person having ordinary skill in the art to which the present invention pertains may make various modifications without departing from the gist of the present invention claimed in the claims. Of course, such changes will fall within the scope of the claims.

도 1은 종래 과급기에 대한 개념도1 is a conceptual diagram of a conventional supercharger

도 2는 본 고안에 따른 과급기의 배기가스 차폐 장치를 보이는 개념도2 is a conceptual view showing the exhaust gas shielding device of the supercharger according to the present invention

도 3은 본 고안에 따른 배기가스 차폐 장치를 보이는 부분 확대도3 is a partially enlarged view showing the exhaust gas shielding device according to the present invention

도 4는 본 고안에 따른 보조 날개군의 개략적인 횡단면도4 is a schematic cross-sectional view of the auxiliary wing group according to the present invention

<도면의 주요부분에 대한 부호의 설명><Description of the symbols for the main parts of the drawings>

(1) : 과급기(1): supercharger

(11) : 압축실(11): compression chamber

(12) : 터빈실(12): turbine room

(15) : 실 벽면15: thread wall

(21) : 회전축(21): axis of rotation

(22) : 베어링(22): Bearing

(23) : 임펠러23.impeller

(24) : 터빈24: turbine

(100) : 보조 유로100: auxiliary euro

(200) : 보조 날개군200: Secondary Wings

(210) : 제1날개군(210): First wing group

(220) : 제2날개군220: Second Wing Group

Claims (3)

터빈과 압축실내의 임펠러를 동일 회전축으로 연결하여, 터빈측으로부터 도입된 기관의 배기가스를 에너지원으로 하여 임펠러를 구동시켜 압축공기를 기관으로 공급하는 과급기에 있어서,In the supercharger which connects a turbine and an impeller in a compression chamber with the same rotation shaft, drives an impeller and supplies compressed air to an engine using the exhaust gas of the engine introduced from the turbine side as an energy source, 상기 압축실로부터 연장되어 그 출구가 상기 터빈의 배면을 향하며, 압축공기의 일부를 터빈의 배면을 향해 공급하는 보조 유로와;An auxiliary flow path extending from the compression chamber, the outlet of which is directed toward the rear of the turbine, and which supplies a part of the compressed air toward the rear of the turbine; 상기 회전축 상에 설치되어, 보조 유로를 통해 공급되는 압축공기가 회전축의 베어링측으로 유입됨을 차단하는 동시 터빈과 실 벽면의 틈새를 향해 압축공기를 송풍하여 터빈실측 배기가스의 유입을 차단하는 보조 날개군; 을 포함하여 이루어진 것을 특징으로 하는 과급기의 배기가스 차폐장치.Auxiliary wing group installed on the rotary shaft to blow compressed air toward the gap between the turbine and the seal wall to block the compressed air supplied through the auxiliary flow path to the bearing side of the rotary shaft to block the inflow of exhaust gas from the turbine chamber side. ; Exhaust gas shield of the supercharger, characterized in that consisting of. 제1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 보조 날개군은, 상기 보조 유로의 출구를 중심으로 그 전, 후에 배치되는 제1 및 2날개군으로 이루어진 것을 특징으로 하는 과급기의 배기가스 차폐장치.The auxiliary wing group, the exhaust gas shielding device of the supercharger, characterized in that consisting of the first and second wing groups arranged before, after the exit of the auxiliary flow path. 제1항 또는 제2항에 있어서,The method according to claim 1 or 2, 상기 보조 날개군을 구성하는 날개는 회전축의 회전방향과 직교하는 직선형 날개, 회전축의 회전방향과 예각을 이루는 전향형 날개, 및 회전축의 회전방향과 둔각을 이루는 후향형 날개 들 중, 선택된 하나인 것을 특징으로 하는 과급기의 배기가스 차폐장치.The wing constituting the auxiliary wing group is selected from a straight wing orthogonal to the direction of rotation of the rotation axis, a forward wing to form an acute angle with the rotation direction of the rotation axis, and a backward wing to form an obtuse angle with the rotation direction of the rotation axis. Exhaust gas shield of the supercharger characterized in that.
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